主题：【原创】形形色色的机翼（上） -- 晨枫

俗话说，百人百态，千人千面。飞机和人一样，也是各式各样的，其中最引人注目的差别就是不同形状的机翼。说起来，飞机的奥妙就在于机翼。从莱特兄弟到现在，除了航空动力外，几乎每一次航空技术的重大突破都离不开在机翼上作文章。

最简单的机翼上平直翼

C-130这样带一点锥度的机翼也算平直翼

锥度可以使前缘略带后掠，像DC-3；也可以使后缘略带前掠，像C-130

最简单的机翼是平直翼，机翼前后缘和机身垂直，机翼从里到外一样宽。这样的机翼结构简单，制造容易，产生升力的效率较高，但阻力也较大。升力的力臂使得翼根的受力很是不利。为了均衡升力的分布，并改善机翼的受力设计和降低重量，平直翼可以带一点锥度，从里到外逐渐变窄，改善升力分布，是更多的升力产生在靠近翼根的部位，缩短力臂，降低翼根应力。低速、简单的小飞机可以用简单平直翼以降低制造成本，但稍微有点追求的平直翼飞机大多带一定的锥度。

带锥度的平直翼可以前缘略带后掠，也可以后缘略带前掠，两者在气动上有一点差别，但不改变都是平直翼的本质。当速度大幅度提高后，平直翼阻力大的缺点就比较明显，尤其在速度接近声速的时候。

飞机前行的时候，飞机对前方空气产生压力，就好像船行时船首在前方推开波浪一样。压力波以声速一层一层地向外传递，声速是空气性质的分界线。亚声速飞行时，前方空气在压力波推动下有序地向两侧让开飞机。然而，但飞机速度达到声速时，压力波不再可能赶在飞机前面把前方空气有序地向两侧分开。相反，压力波挤到一起，密度剧增，像坚硬的石墙一样。跨声速飞行的飞机顶着一大片看不见的石墙飞行，难怪阻力激增，这就是声障的由来。

亚声速到超声速飞行的区别在于压力波，压力波挤压到一起正好发生在声速的时候，所以形成声障

在风洞里，激波的形成清晰可见

不平整表面引起额外的斜激波

斜激波的角度大于平面转角，这是两者的关系图

机翼后掠使速度分量在翼展和法向上分解，法向分量小于原来的速度，得以推迟激波的产生

米格-15和F-86是第一代采用后掠翼的战斗机，两者都是高亚声速战斗机

英国“闪电”、美国F-100、苏联米格-19则是第一代后掠翼的超声速战斗机

这看不见的石墙也称激波。激波的锋面在正好是声速的时候是平直的。随着速度的增加，激波的锋面变成圆锥形，锥的后倾角度随速度增加而增加，锋面背后的空气重新回到亚声速。如果平直的机翼像燕子的翅膀一样后掠，“躲”到机头引起的激波锋面的背后，就可以避免机翼本身引起的激波阻力。德国人阿道夫布斯曼在30年代就提出了后掠翼，只是没有引起当时人们的重视而已。

事实上，后掠翼避免机翼本身引起激波阻力的作用在飞机速度还没有达到超声速时已经体现出来了。机翼是通过对上表面气流加速以形成上下表面气流的速度差、进而导致压力差而产生升力的。在高亚声速时，机翼上表面气流速度可以超过声速。采用后掠翼的话，迎面气流按后掠角分解成垂直于机翼前缘的分量（法向分量）和平行于机翼前缘的分量（展向分量），法向分量产生升力，展向分量不产生升力。后掠角等于零时，法向分量和迎面气流相等；后掠角越大，法向分量越小。也就是说，通过使用合适的后掠角，高亚声速飞机的机翼上表面气流在法向可以降低到声速以下，避免激波阻力。后掠翼大量使用在跨声速（0.8-1.2倍声速范围内）和高亚声速飞机上，像歼-6战斗机、各种波音和空客客机。

后掠翼的制造比平直翼要麻烦，翼根不仅要承受机身重量带来的应力，还要机翼上扬造成的向前扭转的应力，需要大大加强结构，带来较大的重量。但如果把后掠翼“镂空”的后半填起来，机翼后缘拉直，变成三角翼，翼根的受力情况就接近于平直翼，容易处理多了。在同样翼展下，三角翼的翼面积更大，升力更大；翼根更长，结构上需要的加强越少，同样翼面积时重量更轻。另一方面，机翼的阻力特征由相对厚度决定，也就是机翼的实际厚度和弦长（机翼前后缘之间的距离）之比。实际机翼的厚度和弦长随不同翼展位置而变化，所以一般取1/4翼展处的厚度和弦长之比。三角翼的翼弦较长，在相对厚度不变的情况下，实际厚度较厚，既简化结构设计和制造，有利于减重；又增加翼内容积，有利于增加机内燃油容量。50年代后，超声速飞机采用大后掠翼的越来越少了，大多采用三角翼。歼-8II、歼-10都是三角翼，欧洲的“台风”、“阵风”、“鹰狮”也是三角翼。

把后掠翼机翼后缘的“镂空”部分填补起来，就成为三角翼，这是美国F-106

但采用短粗的梯形翼也可以达到超声速减阻的作用，这是美国F-5

巴基斯坦空军同时装备有后掠翼的歼-6、梯形翼的F-104和三角翼的幻影III，这张图较好地同时展示了三者的特征

但是三角翼没有一统天下。超声速飞行时，机翼只要“躲”在激波锥的锋面之后，就可以避免产生激波阻力。也就是说，翼展较短的机翼也同样可以达到降阻的作用。为了尽量增加翼面积以保证提供足够的升力，机翼的弦长可以增加，甚至把平直的后缘前掠，形成粗短的梯形翼。后掠翼靠后掠角减阻，但大后掠角带来较大的展向分量，造成升力损失，尤其在低速的时候，大后掠角使很大一部分迎面气流都“溜肩”损失掉了，造成低速时升力不足的问题，所以大后掠翼飞机的起飞、着陆速度一般比较高，机动性不够好。三角翼也有同样的问题。相比之下，梯形翼不靠后掠角减阻，所以机翼前缘的后掠角可以较小，在性质上更加接近同样翼展下的平直翼，升力较好。不过梯形翼的翼展受到限制，所以最后结果并不一定优于大后掠翼或者三角翼。和三角翼相比，梯形翼的使用比较少，但还是有一些忠实的信徒，尤其是诺斯罗普，F-5和F-18都是梯形翼。洛克希德的F-104也是梯形翼，但F-22已经超出传统梯形翼，而是介于梯形翼和三角翼之间了。

可变后掠角的变后掠翼可以适合不同情况的需要，但重量和复杂性大大增肌，这是美国F-14

俄罗斯的图-160是世界上最大的变后掠翼飞机，也是最后一种变后掠翼飞机

大后掠翼、三角翼、梯形翼的起飞、着陆速度和机动性都不及平直翼，但平直翼的高速飞行阻力太大，那通过机械手段，使机翼的后掠角可以在飞行中按需要随意改变，岂不两全其美？这就是变后掠翼的由来。变后掠翼的概念看似简单，实现起来问题一大堆。首先有飞行稳定性的问题。随着机翼后掠角的增加，升力中心逐步后移，很快就有升力中心远离重心的问题，即使超级巨大的平尾能压住，也将带来巨大的阻力，得不偿失。为了减小升力中心的移动，变后掠翼只能一分两段，铰链设置在固定的内段外侧，而活动的外段减小，牺牲变后掠翼的效果来简化工程设计。苏-17为了最大限度地减小飞行稳定性问题，活动段只占翼展的一半；F-14的活动段比例大一点，但依然有一个很大的固定段。变后掠翼还有很多具体问题：翼下起落架不容易找地方生根，活动段内无法设计翼内油箱使总的翼内油箱空间大减，翼下武器挂架需要随活动段同步转动才能保持挂载的武器指向前方，加上变后掠翼固有的机械问题，变后掠翼最后会变的很重，极大地抵消了变后掠翼的气动优势。在60-70年代昙花一现之后，变后掠翼现在很少采用了，1981年首飞的图-160是最后一种新投产的变后掠翼飞机。

大后掠翼和三角翼通过后掠角减阻，但空气其实只对这个斜掠的角度感兴趣，对机翼是后掠还是前掠是不在乎的。那前掠翼有什么好处呢？前掠翼上气流的展向流动是向内的，机体将最终自然阻止展向流动，提高机翼产生升力的效率。更重要的是，前掠翼极大地推迟了翼尖失速的问题。空气是有粘性的，这个粘性在机翼表面形成一个边界层（也称附面层），在边界层内气流呆滞，产生升力的效果受到损失。在大迎角飞行时，气流沿后掠翼的展向流动，导致边界层向翼尖堆积，造成翼尖首先失速，引起升力中心向翼根方向移动，造成机头进一步上扬，最终导致整个机翼失速。前掠翼则不同，翼尖处于“干净”的气流中，边界层堆积发生在翼根，升力损失小，而且副翼保持有效的横滚控制。前掠翼要到差不多整个机翼都失速的时候，才有翼尖失速的问题，比后掠翼进入失速要晚很多，有利于增强机动性。

空气只对机翼的“掠”感兴趣，前掠还是后掠并不重要，所以机翼也可以前掠，这是俄罗斯的S-37研究机

美国X-29是另一种前掠翼研究机

但反向的展向流动导致翼尖弹性气动发散的问题

不过前掠翼也有一个本质缺陷：就是气动弹性发散问题。机翼不是刚性的，是有一定的弹性的。气流流过翼面产生升力，升力作用于机翼，因此翼尖有一个以翼根为支点上扭的趋势。由于前掠翼的支点在翼尖之后，前掠翼的翼尖有一个天然的向后上方扭转的趋势，上扬导致局部机翼迎角增加，产生更大的升力，进一步加剧向后上方的扭转。如果不加控制，结构很快会由于过度扭曲而损坏。后掠翼的支点在翼尖之前，翼尖在升力作用下有一个天然的向前上方扭转的趋势，局部迎角减小，就没有这个问题。在早期，由于材料的限制，前掠翼无法解决气动弹性发散问题，后掠翼成为唯一的选择。复合材料出现之后，可以通过所谓“气动弹性剪裁”，也就是通过纤维走向的巧妙安排，使结构刚性在法向高于展向，巧妙地克服气动弹性发散引起的问题。

后掠翼和前掠翼都是对称的，要么两侧一起后掠，要么两侧一起前掠。但从减阻的角度来说，没有理由不可以一侧前掠，一侧后掠，形成不对称的斜翼。和后掠翼、前掠翼相比，斜翼沿机身轴线的总横截面积分布比较均匀，有利于满足跨声速面积律，降低跨声速阻力。固定的斜翼有优越性，但变后掠的斜翼才是闪光点。传统的变后掠翼很为铰链位置而苦恼，但变后掠的斜翼的铰链只有一个理想位置：正中间，其他位置都是画蛇添足。由于两侧的重量是平衡的，变后掠的斜翼在机械设计上还简单了一点，这就好比两手向外平伸直接提桶和肩上挑担的差别。在气动上，斜掠角的变化也使升力中心的移动大体不变，简化了飞行稳定性的设计。

既然前掠、后掠都没有关系，那一边前掠、一边后掠也是可以的，这就是斜翼，这是美国的AD-1研究机

斜翼的生命力在于和飞翼结合，还可以自然是实现可变后掠角

飞翼用机翼结构承载载荷，最大限度地提高了结构的气动效率，免除了翼根应力问题，这是美国的B-2

斜翼意外地解决了变后掠翼的难题，但斜翼更能体现优越性的地方是飞翼。传统飞机的机翼和机身是分开的，机翼产生升力，机身装载人员和货物。但机身不产生升力，是“死重”，这个问题使翼根的受力很高，从结构上讲效率不高。最好的办法是所有的载重都在机翼内，那样结构强度要求最低。从理论上讲，要是在机翼上每一点升力和重力都正好抵消，用纸做飞机都可以，最大限度地降低结构重量。当然这在实际上这不可能，还没有上天，重量已经把纸蒙皮压穿了。不过这说明，没有机身、只有机翼的飞翼的大方向正确。

用可以转动的发动机将斜翼、飞翼、变后掠翼结合起来，可以充分发挥三者的优点，而且取消斜翼与机身连接的变后掠的铰链。当然，这样的飞机的飞行控制会很有挑战性。飞翼本身就有气动控制面的作用力臂短的问题，对飞行稳定性不利。斜翼在斜掠角较小的时候也有这样的问题。在斜掠角较大的时候，斜翼两侧的襟翼、副翼不对称，对飞控的挑战也比较大。另外，有人驾驶的斜翼飞翼除非座舱像发动机一样随斜翼的斜掠角而偏转，否则飞行员和旅客总有很多角度要侧对着飞行方向，很是别扭。

翼尖的气流要产生绕流，导致升力损失

英国“喷火”战斗机那著名的椭圆形机翼就是按照减少翼尖绕流和最优升力分布设计的

更加极端的当然就是飞碟，这是加拿大Avrocar，这是为美国空军设计的，所以是美国空军涂装

不用椭圆形机翼或者飞碟的话，翼梢小翼可以有效地降低翼尖绕流的影响

翼梢小翼不光有向上翻的，还可以向下垂，这是A320的小翼

平直翼、后掠翼、前掠翼、斜翼，这些都是直边缘的机翼形状。机翼的一个大问题是翼尖绕流。由于机翼靠下翼面压力高于上翼面压力产生升力，翼尖作为机翼的尽头，下翼面的高压气流可以侧向绕过翼尖，向上翼面卷过来。这个“漏气”的通道不仅造成升力损失，还形成拖在飞机后面的涡流。如果不产生推力，飞机传递到空气中的一切能量都形成阻力，翼尖涡流就是飞行阻力的一个很重要的部分。合理设计升力分布，使靠近翼尖的地方较少产生升力，翼尖绕流产生的阻力就自然减小，椭圆形机翼就是这么一个思路，二战中英国“喷火”式战斗机那著名的椭圆形机翼就是这么来的。椭圆翼的一个自然延伸就是圆形翼。圆形翼不仅使升力产生的部位向翼根集中，还更加符合面积律，尤其是在没有机身的圆形飞翼的情况下。这种飞盘不仅在理论上适合从悬停到超声速的所有速度范围，还是科幻人士的最爱，是飞机设计中难以释怀的一个理想设计，不过飞行控制的问题比较难解决，不仅控制力臂很短，发动机、喷口、控制面的设计都要重新考虑。

解决翼尖绕流的另一个方法是用翼梢小翼，这是竖立在翼尖的垂直小翼，直接阻止翼尖绕流。在气动上，翼梢小翼相当于延长了有效翼展，增加了升力。设计得当的话，翼梢小翼可以达到超过实际“翼展”的有效翼展，但翼梢小翼也增加了阻力和重量，还带来了翼面转接处的气动干扰阻力。翼梢小翼可以同时往上下延伸，也可以只往上延伸，两者之间的选取自然是增升和减重、减阻之间的权衡。在老设计挖潜的情况下，或者在翼展受到机场条件限制情况下，翼梢小翼是很有效的作法。但全新设计机翼时，增加翼展常常更加简洁有效。